进气旋流对推力喷管性影响的研究

介绍了模拟近代大涵道比发动机排气状况的旋流模型,和在喷管落压比1.2到6.5范围内,进气旋流对轴对称喷管,矩形收-扩喷管,楔形二元喷管,和单边膨胀斜板形喷管等性能和射流流态影响等的一些实验结果。实验数据指出:进气旋流可使喷管出口射流柱中的旋涡加强,射流与外界气流间的混合区扩大,中心核心流区缩小,但它对轴对称喷管出口流态的影响很小。进气旋流同时对喷管推力系数和流量系数均起不利影响,增大进气旋流角度会使喷管推力系数和流量都下降,特别是当旋流角超过某一“临界”值后二者降低很急剧,并且二元喷管降低的程度比轴对称喷管更严重,因之在具体应用情况中,保留多大发动机的旋流,要针对具体情况综合考虑各种因素来选定。     

塞式喷管底部压强模型

为了工程计算的需要，首先分析了已有的底部压强计算模型，找出了影响底部压强的主要因素，即塞锥出口截面的压强、马赫数，塞锥出口倾角和底部二次流流率；然后根据数值计算得到的底部压强和冷流实验测出的底部压强，分别拟合底部压强与塞锥出口压强和马赫数的关系式，底部压强与塞锥倾角的关系式，底部压强与底部二次流流率的关系式，最后把这些关系式几何平均得到了所有这些因素与底部压强的关系式。与实验数据比较，该拟合公式不但很好地反映了底部压强的变化规律，而且能够满足工程估算的需要。     

汽车空调风道设计对车内噪声的影响

空调风道的设计与布置合理与否直接影响车内环境的舒适性.风道设计中要求风道的气流噪声必须控制在允许的范围内.风道中压力损失是使得车厢内产生气流噪声的原因之一,在此通过分析风道中产生压力损失的原因和对某汽车整车送风系统的计算流体力学（CFD, Computational Fluid Dynamics）分析和实际测试,说明减小风道压力损失可使车内噪声得到降低.     

底部二次流对塞式喷管影响的实验研究

基于单元塞式喷管的实验数据,研究了底部二次流对塞式喷管性能和底部特性的影响,测得了不同环境反压下塞锥表面的压强分布.实验表明,底部在不同压比下具有不同的气动状态.二次流的注入使底部开闭过渡点的压比值升高,底部开始提供推力的压比值下降,有利于避免底部开闭过渡时推力出现较大幅度降低.二次流流量达到主流的2.0%后,再加大底部二次流流量不再影响底部压强,过多地注入反而会降低塞式喷管的总体效率,1.5%～2.0%主流流量的二次流注入是比较好的选择.在低压比范围,塞锥表面有压强峰出现,随着高度的增加,压强峰后移并强度减弱.     

脉动压力为正态分布时瞬时畸变的随机统计特性及其最大值的预估

 <正> 通常认为,由脉动压力引起的瞬时畸变服从一定的随机分布规律。但至今,在国内外尚未见到有关瞬时畸变的幅值概率密度分布规律的确切描述的文献,即使在脉动压力为正态分布时也是如此。每当要利用瞬时畸变的概率分布规律时,人们总是假定它为正态分布。很显然,这样做有一定的近似性,如在最大瞬时畸变值的预估中,这种近似将会影响最大值的预估精度。     

发汗冷却弹头内腔流动的简化计算

 q—热流;L_v—蒸发潜热;ρ—密度;P—压力;T—温度;h—静焓;s—多孔壁表面积;t—时间;ψ—调节系数;（?）—冷却剂流量;m—冷却剂总质量;（?）—渗透率;μ—粘性系数;（?）—弹头头部半径;R—气体常数;H—总焓;M—分子量;z—压缩系数。 下标:ω₁—外壁面值;ω₂—内壁面值;g—气体值;ι—液体值;γ—辐射值;E—冷却剂蒸发组元值;ex—外流值;in—内流值;la—层流值;tur—湍流值;s—驻点值;c—冷却剂值;air—空气值。     

复杂大跨屋面脉动风压风洞试验研究

介绍了复杂大跨屋面的脉动风压风洞试验研究方法和广州国际会议展览中心屋面脉动风压风洞试验的结果，并对结果进行了分析。分析表明：风压系数平均值分布规律性明显，能体现屋面流场分布情况；均方根值则在一定程度上反映出气流分离和旋涡脱落情况。复杂大跨屋面上表面主要分布为负压，迎风边缘及突出部位较大，低凹处及尾流区域较小；下表面风压分布具有钝体外形的特点，内压的大小与开门状态有关。     

φ180mm脉冲爆震发动机热力性能研究

采用经验数据和计算相结合的方法预估直径180 mm,长度为2.2 m带气动阀的脉冲爆震发动机(Pulse Detonation Engine,简称PDE)的性能,并考虑PDE内的总压损失.计算结果和实测结果基本吻合.计算中发现,由于考虑了PDE内总压损失,PDE推力比理想情况低,油耗比理想情况大.该计算方法对预估实际PDE工作性能具有较大的参考价值.     

具有Gurney襟翼的多段翼型空气动力特性分析

增大飞机的升力可以有效地缩短飞机起飞和着陆的滑跑距离 ,本文通过对高升力多段翼型有、无Gurney襟翼时的翼面边界层、尾迹速度分布及表面压力分布的测量等实验方法研究了具有Gurney襟翼时的多段翼型绕流特性及增升规律。实验研究结果表明 ,在α =8°时 ,Gurney襟翼高度为 0 .0 2c和 0 .0 5 5c时 ,使多段翼型升力系数分别增加了 1 3%和 2 2 %。Gurney襟翼的增升效果不仅与Gurney襟翼的高度密切相关 ,而且还与在翼面上的安装位置有关。     

机体对超音速进气道性能的影响

提供的结果来自飞机进气道的设计和性能研究,分析所用的数据来源于进气道模型风洞实验和CFD数值模拟。通过对进气道在机身两侧、翼下、机身下等布局的进气道性能对比,评估了机体对进气道的干扰影响。借助于数值模拟技术,得出进气道进口前流场特性。通过对进气道出口总压的测量和进气道进口波系及喉道处流动的数值模拟计算,归纳出进气道出口平均总压恢复系数和图谱的趋势。